JP4574841B2 - 無人ヘリコプターのラジエータ構造 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、水冷式エンジンを搭載した無人ヘリコプターの冷却水放熱用のラジエータ構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の無人ヘリコプターのラジエータは、機体の前部上面側のメインロータの下側に装着され、メインロータからの風を受けて冷却水を放熱させていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、無人ヘリコプターは、機体の向きを一定にしたままホバリング状態や前後左右に飛行して飛行方位が変わり、これに応じて飛行姿勢も変化する。このため、ラジエータが受ける風向が変化して放熱効果に影響を及ぼす。特にエンジン出力が大きく発熱量が大きくなる高速前進飛行や、前方配置ラジエータを通過する外気の量が少なくなる後進飛行の場合にラジエータにより冷却水を十分冷却しきれない場合があった。
【０００４】
本発明は上記従来技術を考慮したものであって、飛行姿勢を変化させて前後左右に飛行しかつ空中停止し、飛行速度や搭載重量に応じてエンジン出力を増減する無人ヘリコプターにおいて、あらゆる飛行状態で有効なエンジン冷却効果が得られるラジエータ構造の提供を目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
前記目的を達成するため、本発明では、ボディカバーで覆われた機体内にエンジンを備え、該エンジンの冷却水が循環するラジエータを備えた無人ヘリコプターのラジエータ構造において、機体前部の上部側に設けたボディカバー開口部に第１のラジエータを配置し、この機体前部の下部側で該第１のラジエータの下方の位置に、機体内外を連通する第１の通気口を設け、該機体前部の下部側であって機体の外側に、風受け面を垂直にした第２のラジエータを備え、前記エンジンの後方のボディカバーの上面側かつメインロータの下方に第２の通気口を設けたことを特徴とする無人ヘリコプターのラジエータ構造を提供する。
【０００６】
この構成によれば、特にホバリングや低速飛行時に上からメインロータの風を受けてこれを機体前部の上部側の第１のラジエータを連通させて機体内に導き、その下方の第１の通気口から逃がすことにより充分な放熱効果が得られるとともに、特に冷却能力が必要とされる高速前進飛行時に第２のラジエータがその垂直な風受け面から前方からの風を受けて充分な放熱効果を得ることができる。この第２のラジエータが受けた風は、第２のラジエータが機体外部に設けられた場合には、そのままラジエータを通過してラジエータの熱を外部に放熱させる。第２のラジエータが機体内（機体前端面）に配置された場合には、この第２のラジエータが受けた風は機体内を流れてエンジン後方の第２の通気口から逃がされる。
この場合、第２の通気口がエンジン後方に備わるため、特に高出力運転状態の高速前進飛行時に、機体前端面から流入する空気により機体内を換気してさらにエンジン周りを冷却する効果も得られる。
【０００７】
後進飛行時には、逆に第２の通気口から機体内に空気が流入し、この空気が第１のラジエータを通過して機体外部に逃がされ、これにより第１のラジエータから放熱させる。第２のラジエータが機体内（機体前端面）に配置された場合には、後進飛行時に機体内に流入した空気は第１のラジエータとともにこの第２のラジエータを通過してこれを冷却する。
【０００９】
この構成によれば、第２のラジエータがボディカバーの外側の機体外に設けられるため、前進飛行および後進飛行ともに充分に外気が流通して大きな放熱効果が得られる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下図面を参照して本発明の実施の形態について説明する。
図１は、本発明の実施の形態に係る無人ヘリコプターの全体構成図で機体を破断して表したものあり、図２、図３および図４は、それぞれそのホバリング時、高速前進時および後進時の風の流れを示す説明図である。
【００１３】
図１に示すように、この無人ヘリコプター１は、ボディカバー（シュラウド）２で覆われた機体３からなり、この機体３内に水冷式エンジン４およびエンジン４に連結されたトランスミッション５が設けられる。６は排気管である。機体３の上部に、トランスミッション５からロータ軸７を介して連結されたメインロータ８が備わる。機体３の下部には着陸時に接地するスキッド１２が備わる。機体３の後端部に、トランスミッション５からベルト（またはチェーン）９を介して回転駆動されるテールロータ１０が備わる。
【００１４】
機体３の前部の上部側（すなわち、機体３の先端を通る軸線Ｃより上側で上方を向く部分）のボディカバー２に開口２Ａが設けられ、この開口２Ａ部に第１のラジエータ１１が嵌め込まれて装着される。したがって、この第１のラジエータ１１の風受け面１１ａは、機体形状に沿って幾分斜め前下がりの上方に向き、メインロータ８からの風を受ける。
【００１５】
この場合、ラジエータ１１は、ボディカバー２の開口２Ａ周縁部への取付け状態によって、その周囲のボディカバー２の表面より上側に出る場合もあるし、図１のように、周囲のボディカバーより下側（裏面側）に装着される場合もある。
いずれの場合でも、開口２Ａを通過する空気がラジエータ１１も通過するように開口２Ａ部にラジエータ１１が配置される。なお、本実施形態では機体前部の上部側（軸線Ｃより上側）の位置に、機体形状に沿って、すなわち、ボディカバー２の形状に沿ってラジエータ１１が設けられる。
【００１６】
この第１のラジエータ１１の下方の位置のボディカバー２（すなわち、機体３の下部側（軸線Ｃより下側））を覆うボディカバー２であって、ラジエータ１１の下方の位置のボディカバーに第１の通気口１３が設けられる。また、エンジン４に連結されたトランスミッション５の後方で機体３の上面側のボディカバー２に第２の通気口１４Ａが設けられる。この第２の通気口１４Ａは、機体３の左右両側に設けてもよい。さらに、トランスミッション５の後方はボディカバー２が閉じられず開いたままとされ、第３の通気口１４Ｂが形成される。
【００１７】
本実施形態では、機体３の前部の下部側（軸線Ｃより下側）の機体外部に、第２のラジエータ１５がその風受け面１５ａをほぼ垂直にして取付けられる。図の例では、第２のラジエータ１５の取付け位置は、第１のラジエータ１１の前端部の下側になる。この第２のラジエータ１５は、連通管１６を介して前記第１のラジエータ１１と直列に接続される。
【００１８】
このような第１および第２のラジエータ１１，１５を通過する空気の流れは、図２〜図４に示される。
ホバリング時には、図２に示すように、メインロータ８からの風が矢印Ｄのように上から第１のラジエータ１１に吹き当ってこれを通過し、矢印Ｅのように機体内を流通し、その下方の第１の通気口１３から矢印Ｆのように吹き抜ける。この場合には、第２のラジエータ１５にはほとんど風は流通しない。
【００１９】
前進時には、図３に示すように、機体３に対する前方からの風の一部とメインロータ８からの風の合わさったものが矢印Ｇのように、第１のラジエータ１１に吹き当ってこれを通過し、矢印Ｉのように機体内を流通し、エンジン後方の第２の通気口１４Ａ及び第３の通気口１４Ｂから矢印Ｊのように吹き抜ける。高速前進時には、矢印Ｇの風が前傾する（水平に近づく）とともに、より多くの機体前方からの風が、矢印Ｈのように、第２のラジエータ１５にほぼ正面から吹き当ってこれを通過し矢印Ｋのように吹き抜ける。
【００２０】
後進時には、図４に示すように、第２の通気口１４Ａ及び第３の通気口１４Ｂから矢印Ｌのように機体内に風が流入し、機体内を矢印Ｍのように流通して第１のラジエータ１１から矢印Ｎのように吹き抜ける。さらにこの場合、後方からの風が矢印Ｏのように第２のラジエータ１５に吹き当り、これを通過して矢印Ｐのように前方に吹き抜ける。特に、第２の通気口１４Ａからはメインロータ８からの風も導入される。
【００２１】
図５は、上記第１及び第２のラジエータ１１，１５の斜視図である。
連通管１６により直列に接続された第１及び第２のラジエータ１１，１５は、冷却水ホース１７を介してエンジンの冷却ジャケット（不図示）に連通し、ウォータポンプ（不図示）により冷却水が矢印のように循環する。このように第１及び第２のラジエータ１１，１５を直列接続することにより、配管構造が簡素化するとともに効率よく各ラジエータ１１，１５を通る冷却水から放熱させてこれを冷却することができる。
【００２２】
なお、連通管１６の途中にリニア三方弁３０を配置し、エンジン出力に対応して高速前進時のようにエンジン出力が大なる時、上流側連通管１６Ａから下流側連通管１６Ｂへ大部分の冷却水を流し、ホバリング時や下降飛行時等エンジン出力が小なる時、上流連通管１６Ａから分流帰還用の冷却水ホース３１への冷却水流量を増加するように、リニア三方弁３０の開度位置制御を行うようにしてもよい。ラジエータ１５の下流側の冷却水ホース１７との冷却水ホース３１が合流してエンジンの冷却水ジャケットに戻される。
【００２３】
図６は、本発明に係る無人ヘリコプターの正面図である。図示したように、前述の図１の例の第２のラジエータ１５は機体下部側のボディカバー２のさらに下側に設けられる。この位置に代えて図のＡで示すように、機体外側の左右両側に第２のラジエータ１８を設けてもよい。あるいはＢで示すように、機体の前端面に第２のラジエータ１９を設けてもよい（後述の図７の実施形態）。この場合、第１のラジエータ１１と第２のラジエータ２０を連続した一体構造としてもよい（後述の図８の実施形態）。いずれの場合にも、第２のラジエータ１５，１８，１９，２０は、機体先端の軸線Ｃより下側である。なお、図６中２点鎖線で示すものはトランスミッション５の後方の第３の通気口１４Ｂである。
【００２４】
図７は、本発明の別の実施形態を示す。
この実施形態では、機体の前面部のボディカバー２に第２の開口２Ｂを設け、この開口２Ｂ部に第２のラジエータ１９が、その風受け面１９ａをほぼ垂直にして、機体内（機体３の前端面）に取付けられる。第１のラジエータ１１の配置やその他の構成は前述の図１の例と同様である。このように第２のラジエータ１９を第２の開口２Ｂ部の機体内側に設けることにより、連通管１６や冷却水ホース等の配管構造が簡素化するとともに、飛行抵抗が小さくなる。
【００２５】
図８は、本発明のさらに別の実施形態を示す。
この実施形態は、開口２Ａを機体上面から前面に渡るものとし、第１のラジエータ１１に連続してその前端部にＬ字状に屈曲して一体的に第２のラジエータ２０を設けたものである。この構成によれば、第１および第２のラジエータ１１，２０同士を連通させる連通管が不要になって配管構造がさらに簡素化する。その他の構成および作用効果は前記図７の実施形態と同様である。
【００２６】
上記図７および図８の実施形態の風の流れは、第２のラジエータ１９，２０が機体内の前端面に取付けられるため、前進時および後進時に第２のラジエータ１９，２０を通過する気流が機体内を流通する点を除いて、前述の図２〜図４の気流と同様である。
【００２７】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明では、機体前部上面の第１のラジエータにより、特にホバリングや低速飛行時に上からメインロータの風を受けてこれを第１の通気口から逃がすことにより充分な放熱効果が得られるとともに、特に冷却能力が必要とされる高速前進飛行時に第２のラジエータがその垂直な風受け面から前方からの風を受けて充分な放熱効果を得ることができる。このように第２のラジエータを備えることにより、あらゆる飛行状態において放熱効果が高められ、充分にエンジンを冷却して安定した飛行を達成することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態に係る無人ヘリコプターの全体構成図。
【図２】図１の実施形態のホバリング時の気流説明図。
【図３】図１の実施形態の高速前進時の気流説明図。
【図４】図１の実施形態の後進時の気流説明図。
【図５】図１のラジエータの斜視図。
【図６】図１の無人ヘリコプターの正面図。
【図７】本発明の別の実施形態の全体構成図。
【図８】本発明のさらに別の実施形態の全体構成図。
【符号の説明】
１：無人ヘリコプター、２：ボディカバー、２Ａ：開口、２Ｂ：第２の開口、
３：機体、４：エンジン、５：トランスミッション、
６：排気管、７：ロータ軸、８：メインロータ、
９：ベルト、１０：テールロータ、１１：第１のラジエータ、
１１ａ：風受け面、１２：スキッド、１３：第１の通気口、
１４Ａ：第２の通気口、１４Ｂ：第３の通気口、
１５：第２のラジエータ、１５ａ：風受け面、
１６：連通管、１６Ａ：上流側連通管、１６Ｂ：下流側連通管、
１７：冷却水ホース、１８：第２のラジエータ、
１９：第２のラジエータ、１９ａ：風受け面、２０：第２のラジエータ、
３０：リニア三方弁、３１：冷却水ホース。
【発明の属する技術分野】
本発明は、水冷式エンジンを搭載した無人ヘリコプターの冷却水放熱用のラジエータ構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の無人ヘリコプターのラジエータは、機体の前部上面側のメインロータの下側に装着され、メインロータからの風を受けて冷却水を放熱させていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、無人ヘリコプターは、機体の向きを一定にしたままホバリング状態や前後左右に飛行して飛行方位が変わり、これに応じて飛行姿勢も変化する。このため、ラジエータが受ける風向が変化して放熱効果に影響を及ぼす。特にエンジン出力が大きく発熱量が大きくなる高速前進飛行や、前方配置ラジエータを通過する外気の量が少なくなる後進飛行の場合にラジエータにより冷却水を十分冷却しきれない場合があった。
【０００４】
本発明は上記従来技術を考慮したものであって、飛行姿勢を変化させて前後左右に飛行しかつ空中停止し、飛行速度や搭載重量に応じてエンジン出力を増減する無人ヘリコプターにおいて、あらゆる飛行状態で有効なエンジン冷却効果が得られるラジエータ構造の提供を目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
前記目的を達成するため、本発明では、ボディカバーで覆われた機体内にエンジンを備え、該エンジンの冷却水が循環するラジエータを備えた無人ヘリコプターのラジエータ構造において、機体前部の上部側に設けたボディカバー開口部に第１のラジエータを配置し、この機体前部の下部側で該第１のラジエータの下方の位置に、機体内外を連通する第１の通気口を設け、該機体前部の下部側であって機体の外側に、風受け面を垂直にした第２のラジエータを備え、前記エンジンの後方のボディカバーの上面側かつメインロータの下方に第２の通気口を設けたことを特徴とする無人ヘリコプターのラジエータ構造を提供する。
【０００６】
この構成によれば、特にホバリングや低速飛行時に上からメインロータの風を受けてこれを機体前部の上部側の第１のラジエータを連通させて機体内に導き、その下方の第１の通気口から逃がすことにより充分な放熱効果が得られるとともに、特に冷却能力が必要とされる高速前進飛行時に第２のラジエータがその垂直な風受け面から前方からの風を受けて充分な放熱効果を得ることができる。この第２のラジエータが受けた風は、第２のラジエータが機体外部に設けられた場合には、そのままラジエータを通過してラジエータの熱を外部に放熱させる。第２のラジエータが機体内（機体前端面）に配置された場合には、この第２のラジエータが受けた風は機体内を流れてエンジン後方の第２の通気口から逃がされる。
この場合、第２の通気口がエンジン後方に備わるため、特に高出力運転状態の高速前進飛行時に、機体前端面から流入する空気により機体内を換気してさらにエンジン周りを冷却する効果も得られる。
【０００７】
後進飛行時には、逆に第２の通気口から機体内に空気が流入し、この空気が第１のラジエータを通過して機体外部に逃がされ、これにより第１のラジエータから放熱させる。第２のラジエータが機体内（機体前端面）に配置された場合には、後進飛行時に機体内に流入した空気は第１のラジエータとともにこの第２のラジエータを通過してこれを冷却する。
【０００９】
この構成によれば、第２のラジエータがボディカバーの外側の機体外に設けられるため、前進飛行および後進飛行ともに充分に外気が流通して大きな放熱効果が得られる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下図面を参照して本発明の実施の形態について説明する。
図１は、本発明の実施の形態に係る無人ヘリコプターの全体構成図で機体を破断して表したものあり、図２、図３および図４は、それぞれそのホバリング時、高速前進時および後進時の風の流れを示す説明図である。
【００１３】
図１に示すように、この無人ヘリコプター１は、ボディカバー（シュラウド）２で覆われた機体３からなり、この機体３内に水冷式エンジン４およびエンジン４に連結されたトランスミッション５が設けられる。６は排気管である。機体３の上部に、トランスミッション５からロータ軸７を介して連結されたメインロータ８が備わる。機体３の下部には着陸時に接地するスキッド１２が備わる。機体３の後端部に、トランスミッション５からベルト（またはチェーン）９を介して回転駆動されるテールロータ１０が備わる。
【００１４】
機体３の前部の上部側（すなわち、機体３の先端を通る軸線Ｃより上側で上方を向く部分）のボディカバー２に開口２Ａが設けられ、この開口２Ａ部に第１のラジエータ１１が嵌め込まれて装着される。したがって、この第１のラジエータ１１の風受け面１１ａは、機体形状に沿って幾分斜め前下がりの上方に向き、メインロータ８からの風を受ける。
【００１５】
この場合、ラジエータ１１は、ボディカバー２の開口２Ａ周縁部への取付け状態によって、その周囲のボディカバー２の表面より上側に出る場合もあるし、図１のように、周囲のボディカバーより下側（裏面側）に装着される場合もある。
いずれの場合でも、開口２Ａを通過する空気がラジエータ１１も通過するように開口２Ａ部にラジエータ１１が配置される。なお、本実施形態では機体前部の上部側（軸線Ｃより上側）の位置に、機体形状に沿って、すなわち、ボディカバー２の形状に沿ってラジエータ１１が設けられる。
【００１６】
この第１のラジエータ１１の下方の位置のボディカバー２（すなわち、機体３の下部側（軸線Ｃより下側））を覆うボディカバー２であって、ラジエータ１１の下方の位置のボディカバーに第１の通気口１３が設けられる。また、エンジン４に連結されたトランスミッション５の後方で機体３の上面側のボディカバー２に第２の通気口１４Ａが設けられる。この第２の通気口１４Ａは、機体３の左右両側に設けてもよい。さらに、トランスミッション５の後方はボディカバー２が閉じられず開いたままとされ、第３の通気口１４Ｂが形成される。
【００１７】
本実施形態では、機体３の前部の下部側（軸線Ｃより下側）の機体外部に、第２のラジエータ１５がその風受け面１５ａをほぼ垂直にして取付けられる。図の例では、第２のラジエータ１５の取付け位置は、第１のラジエータ１１の前端部の下側になる。この第２のラジエータ１５は、連通管１６を介して前記第１のラジエータ１１と直列に接続される。
【００１８】
このような第１および第２のラジエータ１１，１５を通過する空気の流れは、図２〜図４に示される。
ホバリング時には、図２に示すように、メインロータ８からの風が矢印Ｄのように上から第１のラジエータ１１に吹き当ってこれを通過し、矢印Ｅのように機体内を流通し、その下方の第１の通気口１３から矢印Ｆのように吹き抜ける。この場合には、第２のラジエータ１５にはほとんど風は流通しない。
【００１９】
前進時には、図３に示すように、機体３に対する前方からの風の一部とメインロータ８からの風の合わさったものが矢印Ｇのように、第１のラジエータ１１に吹き当ってこれを通過し、矢印Ｉのように機体内を流通し、エンジン後方の第２の通気口１４Ａ及び第３の通気口１４Ｂから矢印Ｊのように吹き抜ける。高速前進時には、矢印Ｇの風が前傾する（水平に近づく）とともに、より多くの機体前方からの風が、矢印Ｈのように、第２のラジエータ１５にほぼ正面から吹き当ってこれを通過し矢印Ｋのように吹き抜ける。
【００２０】
後進時には、図４に示すように、第２の通気口１４Ａ及び第３の通気口１４Ｂから矢印Ｌのように機体内に風が流入し、機体内を矢印Ｍのように流通して第１のラジエータ１１から矢印Ｎのように吹き抜ける。さらにこの場合、後方からの風が矢印Ｏのように第２のラジエータ１５に吹き当り、これを通過して矢印Ｐのように前方に吹き抜ける。特に、第２の通気口１４Ａからはメインロータ８からの風も導入される。
【００２１】
図５は、上記第１及び第２のラジエータ１１，１５の斜視図である。
連通管１６により直列に接続された第１及び第２のラジエータ１１，１５は、冷却水ホース１７を介してエンジンの冷却ジャケット（不図示）に連通し、ウォータポンプ（不図示）により冷却水が矢印のように循環する。このように第１及び第２のラジエータ１１，１５を直列接続することにより、配管構造が簡素化するとともに効率よく各ラジエータ１１，１５を通る冷却水から放熱させてこれを冷却することができる。
【００２２】
なお、連通管１６の途中にリニア三方弁３０を配置し、エンジン出力に対応して高速前進時のようにエンジン出力が大なる時、上流側連通管１６Ａから下流側連通管１６Ｂへ大部分の冷却水を流し、ホバリング時や下降飛行時等エンジン出力が小なる時、上流連通管１６Ａから分流帰還用の冷却水ホース３１への冷却水流量を増加するように、リニア三方弁３０の開度位置制御を行うようにしてもよい。ラジエータ１５の下流側の冷却水ホース１７との冷却水ホース３１が合流してエンジンの冷却水ジャケットに戻される。
【００２３】
図６は、本発明に係る無人ヘリコプターの正面図である。図示したように、前述の図１の例の第２のラジエータ１５は機体下部側のボディカバー２のさらに下側に設けられる。この位置に代えて図のＡで示すように、機体外側の左右両側に第２のラジエータ１８を設けてもよい。あるいはＢで示すように、機体の前端面に第２のラジエータ１９を設けてもよい（後述の図７の実施形態）。この場合、第１のラジエータ１１と第２のラジエータ２０を連続した一体構造としてもよい（後述の図８の実施形態）。いずれの場合にも、第２のラジエータ１５，１８，１９，２０は、機体先端の軸線Ｃより下側である。なお、図６中２点鎖線で示すものはトランスミッション５の後方の第３の通気口１４Ｂである。
【００２４】
図７は、本発明の別の実施形態を示す。
この実施形態では、機体の前面部のボディカバー２に第２の開口２Ｂを設け、この開口２Ｂ部に第２のラジエータ１９が、その風受け面１９ａをほぼ垂直にして、機体内（機体３の前端面）に取付けられる。第１のラジエータ１１の配置やその他の構成は前述の図１の例と同様である。このように第２のラジエータ１９を第２の開口２Ｂ部の機体内側に設けることにより、連通管１６や冷却水ホース等の配管構造が簡素化するとともに、飛行抵抗が小さくなる。
【００２５】
図８は、本発明のさらに別の実施形態を示す。
この実施形態は、開口２Ａを機体上面から前面に渡るものとし、第１のラジエータ１１に連続してその前端部にＬ字状に屈曲して一体的に第２のラジエータ２０を設けたものである。この構成によれば、第１および第２のラジエータ１１，２０同士を連通させる連通管が不要になって配管構造がさらに簡素化する。その他の構成および作用効果は前記図７の実施形態と同様である。
【００２６】
上記図７および図８の実施形態の風の流れは、第２のラジエータ１９，２０が機体内の前端面に取付けられるため、前進時および後進時に第２のラジエータ１９，２０を通過する気流が機体内を流通する点を除いて、前述の図２〜図４の気流と同様である。
【００２７】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明では、機体前部上面の第１のラジエータにより、特にホバリングや低速飛行時に上からメインロータの風を受けてこれを第１の通気口から逃がすことにより充分な放熱効果が得られるとともに、特に冷却能力が必要とされる高速前進飛行時に第２のラジエータがその垂直な風受け面から前方からの風を受けて充分な放熱効果を得ることができる。このように第２のラジエータを備えることにより、あらゆる飛行状態において放熱効果が高められ、充分にエンジンを冷却して安定した飛行を達成することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態に係る無人ヘリコプターの全体構成図。
【図２】図１の実施形態のホバリング時の気流説明図。
【図３】図１の実施形態の高速前進時の気流説明図。
【図４】図１の実施形態の後進時の気流説明図。
【図５】図１のラジエータの斜視図。
【図６】図１の無人ヘリコプターの正面図。
【図７】本発明の別の実施形態の全体構成図。
【図８】本発明のさらに別の実施形態の全体構成図。
【符号の説明】
１：無人ヘリコプター、２：ボディカバー、２Ａ：開口、２Ｂ：第２の開口、
３：機体、４：エンジン、５：トランスミッション、
６：排気管、７：ロータ軸、８：メインロータ、
９：ベルト、１０：テールロータ、１１：第１のラジエータ、
１１ａ：風受け面、１２：スキッド、１３：第１の通気口、
１４Ａ：第２の通気口、１４Ｂ：第３の通気口、
１５：第２のラジエータ、１５ａ：風受け面、
１６：連通管、１６Ａ：上流側連通管、１６Ｂ：下流側連通管、
１７：冷却水ホース、１８：第２のラジエータ、
１９：第２のラジエータ、１９ａ：風受け面、２０：第２のラジエータ、
３０：リニア三方弁、３１：冷却水ホース。
Claims (3)
- ボディカバーで覆われた機体内にエンジンを備え、該エンジンの冷却水が循環するラジエータを備えた無人ヘリコプターのラジエータ構造において、
機体前部の上部側に設けたボディカバー開口部に第１のラジエータを配置し、
この機体前部の下部側で該第１のラジエータの下方の位置に、機体内外を連通する第１の通気口を設け、
該機体前部の下部側であって機体の外側に、風受け面を垂直にした第２のラジエータを備え、
前記エンジンの後方のボディカバーの上面側かつメインロータの下方に第２の通気口を設けたことを特徴とする無人ヘリコプターのラジエータ構造。 - 請求項１記載の無人ヘリコプターのラジエータ構造において、前記エンジンの後方の前記ボディカバーの下面側に第３の通気口を設けたことを特徴とする無人ヘリコプターのラジエータ構造。
- 請求項１記載の無人ヘリコプターのラジエータ構造において、前記第２のラジエータを機体外側の左右両側に設けたことを特徴とする無人ヘリコプターのラジエータ構造。
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